高超声速内外流解耦试验系统设计与验证

在模型上将高度耦合的内外流气动力载荷分开,是吸气式高超声速飞行器直接测力试验的关键。为探索相关设计技术,以圆截面通气模型为研究对象,通过相互独立的内/外流部件实现内外流分离;通过计算机辅助内/外流部件间隙与天平设计,特别是内/外流部件间隙开口位置与尺寸确定,来解决内/外流部件接触问题;通过软填料密封解决内外流窜流问题,并对试验干扰因素进行了分析,在Ma=6条件下开展了验证试验。典型试验对比结果表明,部件间隙开口位置和尺寸适当、天平刚度较大时,内/外流部件无接触、不传力;间隙开口采用软填料密封,内外流不窜流、干扰小。试验证明,该系统设计是成功的,能从物理上将内/外流气动力载荷分开,测量误差可分别控制在3%、4%左右。     

圆截面超燃冲压发动机冷态内流测力试验

不论是超燃冲压发动机推进性能评估,还是吸气式高超声速飞行器气动性能预测,冷态内流气动性能至关重要。为验证冷态内流测力新技术,以采用Nose-to-Tail力核算方法的圆截面超燃冲压发动机为试验对象,在马赫数6条件下开展了风洞试验,并将试验测量结果与基于动量定理的CV2预测方法的内阻评估值进行了对比。结果表明,采用天平直接测量发动机冷态内流气动力载荷的试验方法可行。测量结果可信度高;重复性好,进气道起动时的相对误差约4%;精度高,可控制在3%左右;试验信息丰富,能够直观真实地反映内流气动性能、进气道起动/不起动、溢流等物理现象。     

吸气式高超声速飞行器通气模型测力试验技术研究

由于内阻测量方法限制,来流Ma_∞4时常规通气模型测力试验精度无法满足吸气式高超声速飞行器设计和性能评估需求。为解决上述问题,确保试验精度满足飞行器研究需要,探索了将天平测量内阻技术引入常规通气模型测力试验的可行性。从改进试验方法角度提出了一种回避内阻测量难题的新型试验方法:采用"尾支+六分量天平"直接测量通气模型的气动特性(机体控制体产生的气动力载荷),并开展了试验验证。结果表明:由于减少了内阻测量环节,新型测力试验技术的精度高,Ma_∞=6时的阻力系数误差小于2%,远低于常规通气模型测力试验误差,具有精度高、模型相对简单、技术复杂程度较低、推广应用可能性大的优势。     

升力体飞行器尾喷流模拟气动力试验方法研究

尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著,风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段。在尾喷流模拟气动力试验中,选取恰当的喷流模拟参数,以及克服喷流供气管路对天平测力的干扰以提高测量精准度,是需要解决的关键技术。在 CARDC 的Ф1米高超声速风洞中,研究了采用冷喷流模拟、飞行器整体模型测力的升力体飞行器尾喷流模拟测力试验方法。通过优化模型结构设计、选用小干扰的喷管分断缝隙密封措施,解决了带尾喷流模拟条件下的升力体飞行器气动力精确测量问题,提高了带喷流气动力试验数据精度,接近常规气动力试验的水平。     

吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计与试验

针对吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的问题，以总体指标为约束，采用数值设计手段开展了前体/进气道一体化设计，并对高超声速飞行器进行测压/测力试验，考核了前体/进气道的一些主要性能，结果表明:①设计状态下，数值计算结果表明前体/进气道性能符合总体指标要求，设计手段有效；②数值手段模拟结果和风洞试验结果吻合良好，流量系数最大误差为4％，总压恢复系数最大误差为42％，数值算法有效；③前体/进气道的附加阻力随来流马赫数的增大而减小，0°攻角下，在来流马赫数为4时，附加阻力占总阻力的172％，在总体设计时应予以考虑；④在进行吸气式高超声速飞行器通流测压/测力试验设计时，应充分考虑进气道不起动的试验预案，防止由于进气道不起动导致整个试验的失败.      

侧压式进气道与飞行器机体气动一体化设计及实验

以机体 推进系统耦合、三维侧压式进气道为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的高超声速一体化冷流通气实验模型,在高超声速炮风洞中完成了飞行器的整体气动测力试验。在来流马赫数Ma=8.09的条件下,分别测定了飞行器结合单模块、3模块、5模块超燃冲压发动机在-4°～6°六个攻角下模型的气动力数据,并对实验结果作了分析。     

通气模型高超声速风洞铰链力矩试验技术研究

针对通气飞行器内外流一体化气动布局的特点,在通气模型高超声速风洞铰链力矩试验中,通过对模型进行适当改型,在保证内流道不发生壅塞、模型外部流场结构不发生改变的前提下,实现了高超声速通气模拟和模型尾支撑;通过合理设计试验装置布局、采取防隔热措施等,解决了通气模型高超声速风洞试验中内流道气动加热和舵面缝隙窜流等导致天平产生严重温度效应,舵面气动力难以精确测量的难题。在某高超声速风洞上开展的铰链力矩试验结果表明,所采用的试验技术能够实现通气模型高超声速舵面气动力特性的精确测量。     

高超声速通气模型直接测力试验

基于动量定理的内阻测量误差大,常规高超声速通气模型测力试验精度无法满足应用需求。为此,提出了采用"尾支+六分量天平"直接测量作用在通气模型机体控制体上的待测气动特性的新型试验方法,并对相关理论基础、工作原理进行了讨论。借鉴大尺度通气模型内外流解耦设计经验完成了模型设计,在FD-20A风洞上开展了原理性试验,通过对比分析来验证新型试验方法。结果表明:基于相似理论和力分解原则的通气模型直接测力试验方法可行,测量数据准确可信;试验数据信息丰富,能够准确评判间隙密封效果;由于减少了内阻测量环节,通气模型直接测力试验精度高;当来流马赫数为6时阻力系数误差小于2%,远低于常规通气模型测力试验,满足应用需求。     

燃烧加热脉冲风洞气动/推进一体化试验研究

吸气式高超声速飞行器的机体与超燃冲压发动机高度耦合，使得一体化气动性能预测非常困难，但是能够开展一体化带动力试验的地面设备很少。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)研制了一种氢氧燃烧加热高焓脉冲风洞，其有效试验时间大大超过长时间激波风洞，采用模型-天平一体化设计实现了在几百毫秒内进行高精度测力，重复性测力误差小于2%。结合数值计算进行了支架干扰、来流污染凝结、壁温等影响及试验数据修正研究。典型升力体高超声速飞行器气动/推进一体化试验结果表明:在燃烧加热脉冲设备的300 ~ 600ms有效试验时间内，能够有效获得飞行器的升力、阻力(推力)和力矩特性，试验数据与CFD计算结果基本吻合。     

高超进气道临界起动特征

通过对一种吸气式高超飞行器模型的Ma=7风洞吹风试验结果的分析,获得了高超进气道不起动、临界起动和起动状态的流动特征,包括流动图谱、压力分布和气动力分布;并将进气道内收缩比值与等熵理论最大起动收缩比限、自起动最大起动收缩比限和经验最大起动收缩比限做了对比分析,分析结果有助于高超进气道的设计和起动性能的评估.      

吸气式高超声速飞行器大迎角气动特性分析

吸气式高超声速飞行器在飞行过程中受到大气紊流等外部干扰的作用时,飞行姿态很可能会出现大迎角情况。针对大迎角飞行时飞行器可能出现的气动问题,对一种典型吸气式高超声速飞行器的流场进行了数值模拟。以雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程为控制方程,采用标准k-ε湍流模型求解,得到其流场特征和气动特性。重点针对大迎角情况,分别对整机气动特性、进气道性能和全动尾翼气动性能进行了分析,并结合流场特征作出解释。结果表明,机身和发动机之间存在气动/推进耦合现象。大迎角下飞行器的气动参数表现出非线性特性,升阻比减小,整机纵向表现为静不稳定,且不稳定性随迎角增大而增大;进气道性能在大迎角下降低,从而导致发动机推力下降,不利于发动机的正常工作,但却适当降低了整机的纵向静不稳定度;全动尾翼操纵效率降低从而使得配平难度增大。     

高超声速飞行器机体/推进一体化设计的启示

机体/推进一体化设计是吸气式高超声速飞行器的关键技术。飞行器的前体和后体既是主要的气动型面,又是发动机进气道的外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,一体化设计直接影响飞行器的气动与发动机性能。本文阐述了吸气式高超声速飞行器的主要特点,梳理了飞行器的推阻匹配、升阻比特性、操稳匹配等主要气动设计问题。通过对国外典型高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术的综合分析,总结了前体/进气道、后体/尾喷管、边界层强制转捩装置等关键部件的气动设计方法,获得了有意义的启示,可为后续吸气式高超声速技术研究提供重要参考。     

A parameterized geometry design method for inward turning inlet compatible waverider

Intensive studies have been carried out on generations of waverider geometry and hypersonic inlet geometry. However, integration efforts of waverider and related air-intake system are restricted majorly around the X43A-like or conical flow field induced configuration, which adopts mainly the two-dimensional air-breathing technology and limits the judicious visions of developing new aerodynamic profiles for hypersonic designers. A novel design approach for integrating the inward turning inlet with the traditional parameterized waverider is proposed. The proposed method is an alternative means to produce a compatible configuration by linking the off-the-shelf results on both traditional waverider techniques and inward turning inlet techniques. A series of geometry generations and optimization solutions is proposed to enhance the lift-to-drag ratio. A quantitative but efficient aerodynamic performance evaluation approach （the hypersonic flow panel method） with lower computational cost is employed to play the role of objective function for opti- mization purpose. The produced geometry compatibility with a computational fluid dynamics （CFD） solver is also verified for detailed flow field investigation. Optimization results and other numerical validations are obtained for the feasibility demonstration of the proposed method.     

The Full Flowpath Analysis of a Hypersonic Vehicle

对一种类X43-A吸气式高超飞行器全流道开展了M7一级的三维数值仿真研究,深入探索了进气道处于起动状态和不起动状态时全流道的冷流流场结构和和气动力特性,且部分结果与实验数据进行了对比。研究结果表明:(1)前体横截面上存在显著的展向压强梯度,使得经过预压缩的气流偏离了进气道进口,但同时也减少了进入内通道的边界层气流,提高了进口流场的品质;(2)后体喷流股的膨胀过程受到了周围外流的显著干扰,因而沿流动方向其截面形状不断发生变化,如在喷口附近为近似矩形,而在后体末端附近则演化为近似三角形;(3)当进气道处于不起动状态时,其全流道流动结构发生了显著变化,进气道的外部压缩波系往复振荡,尾喷管出口的喷流股也在不停的膨胀和收缩,具有极强的非定常特征;(4)当进气道处于不起动状态时,全机的气动力特性呈周期性变化,升阻比的变化幅度较大,在最大、最小值分别可达起动状态的2倍和1/4倍。另外,升力、阻力系数的变化曲线之间存在一定的相位差;(5)与实验结果的对照表明,所采用的数值仿真方法具有较高的精度。     

综合载荷环境下高超声速飞行器结构多场联合强度试验技术

针对当前高超声速飞行器结构综合环境强度验证技术的迫切需求,开展考虑气动力、高温、噪声及机械振动等载荷的多场联合强度试验设计,提出了多系统集成方法,给出了多载荷联合加载解耦方法与控制策略,基于行波管建立了多场联合试验平台,对平台关键环境影响因素进行了分析,给出了具体的解决途径,最后基于该试验平台完成了某舵面构件的气动力/高温/噪声/振动多场联合试验,得到了联合载荷作用下结构应变、加速度及位移等响应的时域与频域变化特征,试验表明,多场联合环境下结构的响应水平较高,结构更容易发生破坏,通过该试验验证了多场联合试验技术的可行性及有效性,可为复杂载荷环境下高超声速飞行器结构的地面强度试验验证提供有力的技术支撑。     

高超声速风洞气动力试验技术进展

高超声速技术是未来航空航天技术的制高点,而高超声速风洞气动力试验是为高超声速飞行器设计和性能评估提供可靠数据不可或缺的重要技术手段。介绍了高超声速气动力试验设备种类和国内外典型的风洞设备,并分析了目前的发展现状。对国内高超声速风洞气动力试验相关测量技术、试验技术、试验数据评估和高超声速气动力标模体系等研究进展进行了总结。同时,还就高超声速气动力试验设备、气动力试验相关技术的未来发展趋势进行了探讨。     

乘波体构型飞行器的高超声速测压实验研究

乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一。对某多目标优化设计的乘波体构型飞行器进行了高超声速测压实验,对其气动性能进行风洞实验验证。实验马赫数M=6和M=7,迎角α=-4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°。结果表明：该乘波体构型各部件气动性能良好。进气道唇口准确捕捉到压缩激波,激波位置与设计吻合。乘波体上表面流向压力变化不大,有利于减小乘波体飞行阻力。下表面经过进气口内压段时压力有明显的增大,后体膨胀效果显著。在设计状态下,该乘波体飞行器整体气动性能良好。     

Control-oriented Modeling for Air-breathing Hypersonic Vehicle Using Parameterized Configuration Approach

This article presents a parameterized configuration modeling approach to develop a 6 degrees of freedom (DOF) rigid-body model for air-breathing hypersonic vehicle (AHV). The modeling process involves the parameterized configuration design, inviscous hypersonic aerodynamic force calculation and scramjet engine modeling. The parameters are designed for airframe-propulsion integration configuration, the aerodynamic force calculation is based on engineering experimental methods, and the engine model is acquired from gas dynamics and quasi-one dimensional combustor calculations. Multivariate fitting is used to obtain analytical equations for aerodynamic force and thrust. Furthermore, the fitting accuracy is evaluated by relative error (RE). Trim results show that the model can be applied to the investigation of control method for AHV during the cruise phase. The modeling process integrates several disciplines such as configuration design, aerodynamic calculation, scramjet modeling and control method. Therefore the modeling method makes it possible to conduct AHV aerodynamics/propulsion/control integration design.